基于自由涡尾迹和遗传算法的叶尖小翼气动优化设计

风力机叶片采用分裂式叶尖小翼可以改善叶片的气动性能。以风能利用系数最大和风轮推力系数最小为目标,采用自由涡尾迹(FVW)方法与快速非支配排序遗传算法(NSGA-Ⅱ)耦合对小翼的形状进行优化设计。NS-GA-Ⅱ算法对每一代种群进行评价、筛选和变异,最终得到小翼形状的Pareto最优解集,其中气动性能评价目标通过FVW方法计算。结果表明,FVW模型能够较准确的模拟叶片的气动性能;两目标优化给出的不是传统优化方法追求的单个最优解,而是一个Pareto最优解集,且分布在一条曲线上;相比NREL原始叶片,风能利用系数最高能提高30%;小翼的几何形状在最优解集下分布具有一定的规律性,对后面的设计及改型有很好的指导性作用。

基于涡尾迹方法的风力机载荷与响应计算

采用涡尾迹方法计算准定常气动性能,结合Leishman-Beddoes动态失速模型计算叶片的非定常气动力。应用有限元分析软件,分析风力机在不同转速下的风轮模态,塔架的前后、左右振动模态。基于非定常气动力和结构振动模态,针对风力机风轮,建立其结构运动方程。求解出的叶片振动速度加入到非定常气动力的计算中,从而建立了考虑叶片振动的风力机载荷、响应计算模型。分析了Phase VI叶片和某1.5MW风力机各个叶片截面的气动力、振动位移和振动速度随时间的响应曲线,表明该方法能够较好地计算出风力机的气动性能、载荷和响应。

一种风力机气动计算的全自由涡尾迹模型

采用全自由方式建立风力机尾流场的涡尾迹模型,引入"虚拟周期"的概念,并发展一种自适应松弛因子方法,从而改善了自由尾迹迭代的稳定性,提高了迭代收敛速度。利用建立的自由涡尾迹模型,计算了风力机叶片的尾流场结构、气动性能及叶片载荷,并与实验结果进行了对比分析。结果表明,尖速比越大,自适应松弛因子方法对缩小模型计算时间越有效;全自由涡尾迹模型能准确给出风力机尾流场的结构,包括尾迹的扩张以及叶尖涡和叶根涡的产生、发展和耗散的过程,风轮扭矩与实验数据吻合;叶片载荷分布的计算结果在低风速下与实验值基本一致,但是在大风速下差别较大,说明需要一个准确的失速模型。

基于自由涡尾迹模型的漂浮式风力机气动计算

采用线性多步法和待定系数法建立一个新的三步三阶预估-校正时间步进法,用于自由涡尾迹方法离散涡线对流控制方程,该方法比现有差分格式更稳定,收敛更快。计算修正浮式平台运动对叶片入流和风轮尾迹形状的影响,建立了漂浮式风力机自由涡尾迹模型。采用该模型计算漂浮式风力机的气动性能,并与实验结果进行对比分析。研究结果表明,该模型能够准确地预估风力机稳态气动性能,并能准确地反映漂浮式平台运动对尾迹形状和气动性能的影响。

基于升力面和全自由涡尾迹的风力机气动模型及其参数影响

基于升力面理论,将风力机叶片简化为由分布在叶片中弧面上的一系列等强度涡格,并结合全自由涡尾迹理论,建立了一种新的风力机叶轮气动模型。该气动模型增加了对翼型弯度影响的考虑,并通过全自由涡尾迹得到尾迹的准确的诱导作用。使用该模型对Mexico风洞实验中的三种工况进行了数值计算,对比了叶轮推力、扭矩,及叶片载荷分布的实验和仿真结果。比较了尾迹圈速,初始涡核大小和相对总粘性系数在不同的取值情况下的计算结果,以研究模型中参数对计算结果的影响。通过与实验数据的对比发现,该模型的初始涡核大小的选择对计算结果有比较大的影响,在涡核较大时候会带来结果的大幅偏离,而相对总粘性系数的影响效果较小。因此在使用该模型的时候,需要在选择合适的参数范围内以获取较高的计算精度。

水平轴风力机多涡格升力面涡尾迹法的研究

针对NREL Phase VI实验双叶片水平轴风力机,采用基于多涡格升力面的自由尾迹法模拟其低风速及高风速气动性能。由于高风速失速延迟导致尾缘分离滞后,建立Kirchhoff-Helmholz尾缘分离预估模型与Du-Selig失速延迟模型耦合的三维尾缘分离预估模型。计算低风速及高风速不同的偏航角工况,对比分析不同涡格数对模拟结果的影响。研究结果表明:涡格数对低风速工况影响甚小,对高风速影响很大,且采用两涡格的三维尾缘分离预估模型对法向力系数和弦向力系数的模拟最为精确。

自由涡尾迹方法中涡核尺寸对风力机气动计算的影响

涡核模型中的涡核尺寸对自由涡尾迹(free vortex wake, FVW)方法准确预估风力机气动特性至关重要,涡核尺寸包括初始涡核半径和由于耗散效应涡核半径在尾迹中的增长. FVW方法中涡线控制方程离散采用三步三阶预估校正格式,涡核模型采用经典Lamb-Oseen模型,并考虑了涡耗散效应和拉伸效应.首先,通过气动载荷和叶尖涡涡量平均值的分析得到初始涡核半径的取值范围;然后,根据叶尖涡耗散特性的分析,确定体现涡黏性耗散效应涡核半径增长的经验常数的取值;最后,分析了涡核尺寸对叶尖涡结构的影响,进一步验证初始涡核半径和涡黏性耗散经验常数的取值对风力机气动计算的影响.结果表明:当初始涡核半径大于50%弦长时,FVW方法收敛稳定且能准确预估风轮气动载荷;综合风轮气动载荷和叶尖涡耗散特性,初始涡核半径取60%到70%弦长为宜,且对应的涡黏性耗散经验常数取值也不同;风轮气动载荷和叶尖涡结构的准确预估主要受初始涡核半径影响,经验常数对其影响不大,而经验常数主要影响风轮下游尾流场叶尖涡的耗散特性.

基于涡尾迹方法的风力机气动性能分析

基于(势流)涡尾迹方法开发了水平轴风力机叶片气动性能分析程序,采用固定尾迹涡模型和自由尾迹模型分别对气动设计性能进行计算分析,得到风力机设计工况下的涡位置、诱导因子、功率系数及扭矩系数等气动性能参数,并与设计结果对比。结果表明,涡尾迹方法能够快速准确地计算风力机叶片气动性能参数,对风力机叶片气动分析,固定尾迹涡模型较自由尾迹模型计算时间短,具有较好的实用性。

基于预定涡尾迹法的风力机性能研究

以三叶片水平轴风力机为研究对象,建立了尾迹扩张模型,研究了叶片尾迹流动结构。涡面模型叶片无量纲环量的计算结果与经典环量数据对比,结果吻合较好。计算了根尖涡模型风轮面诱导速度随尾迹扩张系数的变化关系,得出了尖速比对气动性能的影响:推力系数与环量及尖速比成正比;对于不同环量,功率系数存在最佳尖速比。分析了尾迹扩张模型对气动性能的影响:推力系数和功率系数与尾迹扩张系数成正比,尾迹收敛参数对其影响甚微。

基于涡尾迹方法的风力机非定常气动特性计算

给出了一种水平轴风力机三维非定常气动特性计算方法。风力机的绕流用预定涡尾迹模型确定,并引入涡核模型和考虑粘性引起的耗散效应对模型进行修正,解决了涡尾迹方法在大叶尖速比时普遍存在的计算发散问题。通过对Leishman-Beddoes动态失速模型中动态失速判据和模拟的修正,更准确计算侧偏风时风轮叶片的非定常气动响应。将三维旋转失速延迟模型与预定涡尾迹模型和动态失速模型适当耦合,从而计算包括三维旋转效应对叶片气动载荷非定常响应的影响,提高了风力机风轮和叶片非定常气动特性计算的准确度。

基于改进型升力面自由涡尾迹法的风力机性能研究

为准确模拟风力机高风速偏航工况下的气动特性,以NREL Phase VI实验叶片为算例,考虑叶片旋转导致的失速延迟现象,通过Kirchhoff-Helmholz尾缘分离预估模型与Du-Selig失速延迟模型建立三维尾缘分离预估模型,并与升力面自由涡尾迹法耦合。以更精确预测分离点位置和附着涡诱导速度,讨论叶片弦向布置的涡格数量对计算准确性的影响。对比改进前后的升力面模型模拟叶片在高风速下不同偏航角工况的气动性能,结果表明:改进后升力面模型可大幅提高高风速气动性能预测的准确度,两涡格三维尾缘分离预估模型对法向力系数和弦向力系数的模拟最为精确。

悬停共轴刚性旋翼直升机涡尾迹高精度数值模拟

针对共轴刚性旋翼直升机流场涡尾迹的高精度数值模拟需求,结合结构化运动嵌套网格技术、高精度数值格式和非定常RANS方法,建立了共轴刚性旋翼直升机的非定常涡流场高精度数值模拟方法及高效并行化自主软件平台。运用所发展的方法和软件平台,进行了类“X-2”构型共轴刚性旋翼直升机悬停状态涡尾迹结构的高精度数值模拟。结果表明,所发展的数值模拟方法具有较高的计算效率和计算精度,能够捕捉到精细的涡尾迹结构及其非定常生成、发展和演化过程。

涡流恢复导叶对螺旋桨气动和声学性能影响研究

为了对比安装涡流恢复导叶与单排螺旋桨气动性能和气动噪声的差异,采用数值模拟的方法研究了安装六种不同间距涡流恢复导叶和单排螺旋桨的气动力及气动噪声。研究结果表明:在起飞状态,级间距Δx=0.27的工况下,安装涡流恢复导叶使得推力系数增加6.4%,效率增加6.7%。随着间距的增大,前级叶片的桨尖涡、尾迹涡等涡系结构在通过后级叶片时破碎并向下游传播,且强度逐渐减小。噪声强度随着级间距的增加而逐渐减小,最大级间距涡流恢复导叶的噪声与最小级间距涡流恢复导叶噪声相比降低5.7 dB,噪声下降幅度随级间距的增加逐渐减缓,存在级间距最优位置使得推力增加最大,噪声强度适中。

基于自由涡尾迹方法的大型风力机动态响应和尾迹研究

针对大型风力机,在当作柔性和刚性风力机时,可以通过气动和结构耦合动力学用来研究两者尾迹和载荷的区别。在设计和校核阶段,需要考虑风力机结构载荷影响的动态特性和气动性能变化。采用非定常自由涡尾迹方法计算尾迹形状和气动载荷。在考虑气动载荷、惯性载荷和重力载荷影响下,分析了叶片挥舞和摆振动态响应。采用模态法建立起风力机解耦动力学方程,并且进行数值求解该方程。结果表明:风力机考虑柔性变形后,对尾迹形状、动态响应和气动性能产生一定影响。这种柔性和刚体风力机的差异表明气动结构耦合效应对风力机的设计和性能计算具有重要意义。

汽车尾迹涡的形成及其控制

绕汽车的流场在其尾部形成非常复杂的的尾迹。本文通过大量试验研究,对尾迹中旋涡形成的机制归纳为以下几种动态仿真理论模型,即涡量注入模型、剪切层相互作用模型、涡列有限涡核稳定模型、二次分离涡振荡模型及尾流绝对不稳定模型。在此基础上研究了控制上述尾迹旋涡结构和抑制涡激振动的方法。

旋成体尾迹涡系的演化机理

通过数值模拟绕流过程,揭示了旋成体尾迹涡系的演化机理。较小迎角下三个层次的对称涡结构包含了非对称涡系结构中新生涡的起源结构。阐述了主涡形成脱体涡、tertiary涡演化为新生主涡、主涡与二次涡合并的物理现象,以及涡系展向运动与涡量合并的动力学过程。主涡左右交替生成并依次脱体,在旋成体背部演化出一个截面流态非常类似于卡门涡街的涡系序列,但它是三维的,其演化机理不同于卡门涡街。

基于涡尾迹方法的风力机载荷与响应计算

采用涡尾迹方法结合Leishman-Beddoes(L-B)动态失速模型计算叶片气动力。应用有限元分析软件Patran/Nastran,分析风力机运行时的风轮模态。基于非定常气动力和结构模态,针对风力机风轮,建立其结构运动方程。求解出的叶片振动速度加入到L-B模型非定常气动力的计算中,从而建立了考虑叶片振动的风力机载荷、响应计算模型。分析了Phase VI叶片各个叶片截面的气动力、振动位移和振动速度随时间的响应曲线,表明该方法能够较好地计算出风力机叶片的气动性能、载荷和响应。

横流冲击射流尾迹涡结构的实验研究

本文采用LIF(激光诱导荧光)流动显示和PIV(粒子图像速度场仪)测量对横流冲击射流的尾迹涡结构进行了实验研究。水槽实验是在三种流速比和两种冲击高度实验工况下进行的。由实验结果可得到两种明显的尾迹涡结构、即射流尾迹涡和横流尾迹涡。横流冲击射流中形成的主要尾迹涡结构主要依赖于流速比。本文还对横流冲击射流近区范围内射流尾迹涡和横流尾迹涡的形成机理和演化特征进行了分析。

倾转旋翼机小速度前飞的尾迹涡演化及其对平尾的影响

采用基于运动嵌套网格的CFD方法计算了倾转旋翼机直升机状态和过渡状态下的流场,研究了在小速度前飞下的尾迹涡演化和其对平尾气动力的影响。直升机状态下,前飞速度≤4 m/s时,旋翼尾迹主要在机翼附近,与机翼干扰形成喷泉效应,但对平尾无影响。随着前飞速度增大,喷泉效应与自由来流的综合作用形成喷泉涡,喷泉涡产生于机翼上表面,呈流向涡形式向下游输运,从平尾上方通过。前飞速度进一步增大(≥16 m/s),产生于桨盘边缘的旋翼尾迹侧缘涡开始增强,从平尾侧边通过,并在平尾附近的流动中占据主导地位。喷泉涡和侧缘涡均在平尾处产生上洗流动,使平尾产生低头力矩。从直升机状态到固定翼状态,旋翼尾迹侧缘涡逐渐减弱,对平尾的影响也减弱。

高负荷对转压气机尾迹涡级间迁移影响因素研究

为探究高负荷对转压气机上游转子尾迹脱落涡级间迁移的影响因素,截取高负荷对转压气机60%叶高叶型,保持叶型几何、总压比不变的前提下,分别取12%,20%,25%,30%,35%,45%下游转子弦长的轴向间隙进行了非定常数值模拟。研究发现,在每个轴向间隙下,尾迹脱落涡迁移至下游转子前缘平面的周向位置均不随时间发生变化;当轴向间隙改变时,尾迹脱落涡迁移路径随之发生变化。基于理论分析和数学推导,建立了高负荷对转压气机尾迹脱落涡级间迁移轨迹的无量纲准则关系式,并结合通流计算与激波模型,发展了预估上游转子尾迹脱落涡迁移轨迹的方法,为设计阶段考虑非定常效应提供指导。